缺点：

DSI 进气口在进气口的局部设计比较复杂，

DSI据说最优范围较窄，不适合兼顾超巡和高机动的要求， 超音速性能方面超过1。5M就不理想。

优点：

DSI 进气口减重几百公斤降低战机成本几是万美元，

提高进气效率，隐形效果好，

这是计算流体力学对 DSI 的仿真

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　F-117 那样的雷达屏蔽格栅比较简单，用于低性能飞机比较合适。B-2 的翼上进气口的隐身最好，尤其对地面防空雷达，但不适于高性能的战斗机，拉大迎角机动时，进气稳定性很难保证。F-35 的 DSI 用于对已经大体定型的飞机的隐身修形比较好，枭龙 04 就采用了 DSI。DSI 当然也可以用于新飞机。X-32 的雷达屏障也是一样，但对发动机性能有所损失。机头进气也恐怕对不需要座舱的无人机和巡航导弹更合适，这样可以缩短机头进气口 到发动机的距离。F-22 的 Caret 进气口适合于高机动和超巡，在性能上超过 DSI，更是遥遥领先于雷达屏障。但 YF-23 的吸气式边界层分离最为先进。不知道能不能将吸气式去除边界层和辅助进气结合起来，飞机上的发电机、空调系统有独立的进气口，如果和吸气式去除边界层结合起来，岂不一举两得？

　F-16 的试飞验证了进气道的气动性能，而洛•马的 JSF 原型机 X-35 也对此进行了验证试飞。结果表明，根据 CFD 分析作出的性能分析和进气道气流稳定性预测与现实世界中的情况是吻合的。

　　在 STOVL 型 JSF 上采用的轴驱动升力风扇要求使用分叉式进气道。X-35 基本上原版照搬了 F-16 前机身下表面的进气道设计，只是把它转了 90 度移到机身两侧。进气道整流罩相对于鼓包是中线对称的。为了布置升力风扇，分叉式扩压段明显向外偏移。在原型机上，自升力风扇后到发动机进气道导向叶片前有一块隔板将左右侧进气道分隔。在升力风扇后的扩压段则不再弯曲。根据 CFD 研究结果，在设计冻结之前，进气道进行了改进设计。为此在阿诺德工程发展中心（AEDC）的 16 英尺超音速风洞中进行了高速吹风试验，在模拟的发动机压气机平面处测量其气动特性。试验马赫数最大达到了 M1.5，取得了超过 16,000 个测试点数据。结果表明，所有的进气道性能要求都已达到或超过。

根据 X-35 进气道构形，进行了一次三边形 DSI 构形的高速风洞试验。试验于 1998 年春在 NASA 的格伦的 8×6 超音速风洞进行。在 156 小时试验中采集了超过 12,000 个测试点数据。试验马赫数最大达到 M1.8。试验数据表明，超过 10 度迎角后，三边形进气口相对原来的四边形进气口具有更高的总压恢复。新的进气道满足所有的性能和畸变要求 。

　　JSF 最后的减小风险措施是飞行性能验证。洛•马的 X-35 试飞自 2000 年 10 月 24 日开始，DSI 在试飞过程中表现良好。现在 X-35 已成为 JSF 计划的胜利者，并改称 F-35。DSI 已成为其标志性特征之一。